飞机垂尾静、动载荷联合加载装置设计

（中国飞机强度研究所，西安 710065）

0 引言

飞机飞行时承受气动载荷和涡流的随机振动，为了在地面较真实地模拟这些载荷对垂尾的作用进行试验，设计了静、动载荷联合加载装置，要求静、动载荷加载力垂直翼面，激振点位置可调，并且垂尾受静载变形时动载设备应随动调整姿态，工作稳定可靠，满足有关性能指标。

1 设计分析

1.1 加载部件选型及运动分析

通常对翼面施加载荷选用液压伺服作动器，作用力范围大，行程大，工作可靠，但在双垂尾部位对翼面加载用液压伺服作动器，其长度受两垂尾之间空间限制，另外其质量、刚度都会影响试件的振动特性。气囊则不然，如图1所示（其中一个型号），可施加1kN到50kN的载荷甚至更高，而尺寸小、质量小、刚度小，对试件的振动特性影响小[1,2]，气囊的柔性也可适应试件小范围变形，因此采用气囊对垂尾施加静载是很好的选择。动载设备选用电磁振动台，如图2所示，激振力及激振频率等性能指标均可满足要求，并且结构紧凑，便于安装。加载设备的布局如图3所示（左右两侧垂尾情况相同），根据垂尾从顶部到底部对应载荷及变形的位移量选取不同的气囊，把气囊布置在机翼两边，气囊一端固定在框架上，一端与垂尾连接。由于垂尾顶部位移大，若用长尺寸气囊，水平安装容易下垂，工作不稳定，所以在这个位置采用气缸并接短气囊的方法满足行程和载荷要求。把电磁振动台安置在气囊外边，中心对应垂尾激振点，用其转轴支撑，最终把气囊和电磁振动台固定在同一框架上。

图1 加载气囊图

图2 电磁振动台图

以右垂尾为例，工作开始时气囊和电磁振动台激振杆垂直翼面，当气囊向垂尾右侧方向加载，垂尾向右弯曲A°并扭曲，（此处实际应为曲线，简化为直线），振动台激振杆与翼面会形成90±A°夹角，要保证振动台激振杆跟随垂尾激振点且继续与翼面垂直，振动台和激振杆必须跟随改变5个自由度，即俯仰旋转A°，同时支持振动台的支撑转轴必须沿Y向、X向和Z向（航向）移动，还要绕垂尾轴旋转，变成虚线位置。

振动台支撑转轴的转动角α及Y向和X向的位移量与已知量的关系为：

其中R值由激振点位置确定，垂尾变形角A由有限元分析和静力试验数据综合所得，L值的选取考虑气囊与振动台之间的空间以及振动台后端与构架不干涉为宜，可求得Y1、X1和Y2、 X2值。

Z向（航向）的位移量根据激振区域设定；垂尾绕自轴旋转角B°如图4所示，根据有限元分析和静力试验数据综合所得。

图3 加载设备布局及翼面投影图

1.2 电磁振动台5自由度调姿结构

经过上述分析，每台电磁振动台必须满足轴向（Y向）、垂向（X向）、航向（Z向）的移动和绕自轴俯仰运动及绕垂尾轴旋转才能满足随动加载要求。如果对电磁振动台采用多支柱球铰支撑形式或关节型机械手的形式实现5自由度运动，都是不现实的，因为这些结构形式位移量小或刚性差[3,4]，因此对电磁振动台采用倾斜悬挂辅助支撑形式，在其内部各方向运动机构从下到上叠加藕合，如图5所示，首先让振动台可以绕自轴俯仰旋转和激振杆轴向（Y向）移动，然后可航向（Z向）移动，再能垂向（X向）移动。由于每个垂尾两边的2台电磁振动台都必须绕垂尾轴旋转，因此把垂尾两边的2台振动台的三方向移动机构和俯仰机构以及气囊支撑架设计在同一框架上，即同一个旋转机构，让垂尾位于旋转机构内的2台电磁振动台和2组气囊之间，如图6所示。

图4 右边垂尾从上向下俯视图

图5 五自由度运动机构原理图

图6 五自由度运动机构模型图及内部模型图

1.3 旋转机构及导轨型式

如图7所示（拆解图），采用上、下两组大轴承组合使整体旋转框架承受倾覆力矩，带动气囊及振动台绕垂尾轴旋转。三个直线运动方向的导轨采用新型燕尾槽导轨[5]结构可承受倾覆力矩。

图7 倾斜吊挂机构拆解图

常规燕尾槽导轨对于倾覆力矩造成的间隙不能得到很好的调整，因此设计了新型燕尾槽导轨，如图8所示，凹导轨内镶两个斜铸块与凸导轨配合，通过两侧的球头螺栓推动斜铸块调整间隙，静动导轨吻合度好，且斜铸块耐磨减振。

图8 新型燕尾槽导轨图

2 实施方案

本装置工作原理如图9所示。

图9 工作原理图

结构设计如图10～图13所示，气囊固定在垂尾两侧的旋转整体框架侧梁上，电磁振动台通过减振气囊连接支撑旋转轴（如图2所示），支撑旋转轴连接在5自由度运动构架上，振动台轴向和航向驱动机构分别由一台伺服电机、一台涡轮蜗杆减速机和一套丝杠丝母组成，分别驱动轴向和航向的凹导轨结构件运动；垂向移动机构用一台伺服电机同步驱动升降框架两侧的垂向升降机，升降机上的丝母连接升降框架，带动下部其它运动机构及振动台倾斜式上下运动。振动台绕自轴俯仰运动由伺服电机驱动直角形涡轮蜗杆减速机，输出轴上齿轮驱动振动台转轴上的齿轮完成旋转。整体框架旋转机构为上、下两副圆形滑动导轨，摩擦副材料为45钢和锡青铜，脂润滑。由于绕垂尾旋转机构尺寸和质量大，旋转动力为伺服液压缸驱动，选用2台单出杆非对称伺服液压缸，为避免换向时发生压力突变，对系统性能造成严重影响[6]，我们把2台非对称缸设计成一推一拉形式，布置在下部圆导轨两侧，进油管并接一个液压缸的有杆腔和另一个液压缸的无杆腔，出油管相反并接一个液压缸的无杆腔和另一个液压缸的有杆腔，这样整体框架旋转换向或调速时都会用其中一个液压缸的无杆腔和另一个液压缸的有杆腔工作，所以调速或正反向工作时油腔容积相同，流量和压力不会突变，运动平稳，也节省空间。旋转制动为活塞杆上安装机械式液压锁，断电或无压力油供给时其内部蝶簧锁紧液压缸活塞杆不动，同时伺服电机也有锁紧功能，使整体框架不得旋转。

在圆形导轨上设计了可拆装开口结构，拆开活动块，垂尾随飞机可直接推入整体框架内，为试验换装和维修节约大量人力物力。

图10 加载设备航向图

图11 去掉整体框架的航向图

图12 去掉整体框架Y向图

图13 加载设备俯视图

3 强度分析与试验验证

旋转整体框架是本设备的重要受力构件，强度分析如下。图14是整体框架部分的有限元模型，材料为：Q235，横梁、立柱、斜撑以及上下两个圆形导轨用梁元模拟；上下面板，加强板用四边形和三角形单元模拟；内部两侧的振动台及运动装置分别用集中质量元模拟。由于框架是对称的，我们考虑气囊载荷和激振力载荷的反作用力施加在一边框架上。由图15可见，垂尾上共布置有5行12个气囊，激振力反作用力施加在激振器质量元所在节点上。由于框架固定在上下两个圆形导轨上，我们在上下两个圆形导轨四周共9个节点上施加简支约束，约束3个平动位移。

图14 整体框架模型图

图15 有限元模型载荷图

整个模型共308个节点346个单元。x方向的外载荷为气囊载荷和激振力载荷之和。z方向外载荷是重力载荷。图16～图18显示变形及x方向、y方向和z方向位移云图，由图中可见，整个模型的最大位移4.22mm。其中z方向位移分量最大，因为重力载荷比较大。y方向位移分量最小，因为y方向没有载荷。x方向的位移分量在-0.09～1.93之间，其中在气囊载荷反作用力作用的几个横梁上位移较大，四个竖向滑轨梁上x方向的位移分量较小，在0.17mm以下。

图16 x方向位移云图

图17 y方向位移云图

图18 z方向位移云图

图19 梁元最大组合应力图

图20 板元应力图

图19显示梁元最大组合应力，最大应力53.58Mpa，在下部大圆导轨上。图20显示板元vonMises应力，最大应力101Mpa。

安全裕度：

动强度校核有限元模型如图21所示，整个模型由壳单元和体单元组成，部件之间的连接采用Rbe2单元连接，单元总数128.6万。模态计算得前3阶结果如图22～图24所示，第三阶模态为激振方向，频率57.7Hz，不在试验频率范围，设备安全。

对刚度较弱部位通过增加筋板和减轻质量，提高了刚度，改善了结构的动态性能[7～9]，满足了设计要求。

图21 固支边界条件图

图22 模态1，频率49.7Hz

图23 模态2，频率50.2Hz

图24 模态3，频率57.7Hz

设备调试，首先计算机控制伺服机构带动振动台在5自由度行程范围内运动，各方向运动机构运动灵活自如，与气囊及其他附件无干涉。然后安装垂尾假件，模拟试验，一切符合要求，然后，将飞机推入本装置内，确定激振点位置，调整振动台位姿，让激振杆对准垂尾激振点与翼面垂直，对垂尾进行扫频，掌握垂尾的动态性能，然后按照抖振试验载荷谱进行试验，设备运行平稳，工作可靠。

4 结论

本装置克服了飞机自身空间尺寸的限制，使加载系统尽可能小的影响飞机的刚度及动态性能，五自由度随动功能灵活可靠，在设备减振、平稳运动、飞机的维修换装方面也进行了考虑，实现了对飞机垂尾进行静、动载荷联合加载的目的，为较真实的模拟飞机气动载荷在地面进行试验提供了先进的平台，本装置对其他试件进行联合随动加载具有借鉴意义。

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